空氣動力學(xué)基礎(chǔ)演示文稿

空氣動力學(xué)基礎(chǔ)演示文稿目前一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)（優(yōu)選）空氣動力學(xué)基礎(chǔ).目前二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)本章主要內(nèi)容2.1低速空氣動力學(xué)2.2升力2.3阻力2.4增升裝置的增升原理第二章第頁3目前三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.1空氣流動的描述目前四頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)空氣動力是空氣相對于飛機(jī)運(yùn)動時(shí)產(chǎn)生的，要學(xué)習(xí)和研究飛機(jī)的升力和阻力，首先要研究空氣流動的基本規(guī)律。第二章第頁5目前五頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)流體模型化理想流體，不考慮流體粘性的影響。不可壓流體，不考慮流體密度的變化，Ma<0.4。絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，Ma<0.4。第二章第頁6目前六頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)相對氣流運(yùn)動方向相對氣流方向自然風(fēng)方向第二章第頁7目前七頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)飛機(jī)的相對氣流方向與飛行速度方向相反只要相對氣流速度相同，飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動力就相同。第二章第頁8目前八頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)對相對氣流的現(xiàn)實(shí)應(yīng)用直流式風(fēng)洞回流式風(fēng)洞第二章第頁9目前九頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷诙碌陧?0目前十頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)風(fēng)洞的其它功用第二章第頁11目前十一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)迎角迎角就是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。第二章第頁12目前十二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)相對氣流方向就是飛機(jī)速度的反方向第二章第頁13目前十三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)相對氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)平飛中，可以通過機(jī)頭高低判斷迎角大小。而其他飛行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。第二章第頁14目前十四頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)水平飛行、上升、下降時(shí)的迎角上升平飛下降第二章第頁15目前十五頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)迎角探測裝置第二章第頁16目前十六頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.1.4流線和流線譜空氣流動的情形一般用流線、流管和流線譜來描述。流線：流場中一條空間曲線，在該曲線上流體微團(tuán)的速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。對于定常流，流線是流體微團(tuán)流動的路線。第二章第頁17目前十七頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。第二章第頁18目前十八頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)流線和流線譜流線譜是所有流線的集合。第二章第頁19目前十九頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)流線和流線譜的實(shí)例第二章第頁20目前二十頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)流線的特點(diǎn)該曲線上每一點(diǎn)的流體微團(tuán)速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。流線每點(diǎn)上的流體微團(tuán)只有一個(gè)運(yùn)動方向。流線不可能相交，不可能分叉。第二章第頁21目前二十一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)流線譜的特點(diǎn)流線譜的形狀與流動速度無關(guān)。物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。物體與相對氣流的相對位置（迎角）不同，空氣流過物體的流線譜不同。氣流受阻，流管擴(kuò)張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓，流管收縮變細(xì)。氣流流過物體時(shí)，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。第二章第頁22目前二十二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.1.5連續(xù)性定理流體流過流管時(shí)，在同一時(shí)間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎(chǔ)。第二章第頁23目前二十三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)連續(xù)性定理12A1,v1A2,v2單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體體積為單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為同理，單位時(shí)間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：即結(jié)論：空氣流過一流管時(shí)，流速大小與截面積成反比。第二章第頁24目前二十四頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)山谷里的風(fēng)通常比平原大河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得慢日常的生活中的連續(xù)性定理高樓大廈之間的對流通常比空曠地帶大第二章第頁25目前二十五頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.1.6伯努利定理同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動壓之和保持不變。能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。第二章第頁26目前二十六頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)伯努利定理空氣能量主要有四種：動能、壓力能、熱能、重力勢能。低速流動，熱能可忽略不計(jì)；空氣密度小，重力勢能可忽略不計(jì)。因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動能+壓力能=常值。公式表述為：上式中第一項(xiàng)稱為動壓，第二項(xiàng)稱為靜壓，第三項(xiàng)稱為總壓。第二章第頁27目前二十七頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)伯努利定理—?jiǎng)訅?，單位體積空氣所具有的動能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動中受阻，流速降低時(shí)產(chǎn)生的壓力。—靜壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓等于當(dāng)時(shí)當(dāng)?shù)氐拇髿鈮?。—總壓（全壓），它是動壓和靜壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃椋瑲饬魉俣葴p小到零之點(diǎn)的靜壓。第二章第頁28目前二十八頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)深入理解動壓、靜壓和總壓同一流線：總壓保持不變。動壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。第二章第頁29目前二十九頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小。深入理解動壓、靜壓和總壓第二章第頁30目前三十頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)伯努利定理適用條件氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動是定常的。流動的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的?？諝鉀]有粘性，即空氣為理想流體。空氣密度是不變，即空氣為不可壓流。在同一條流線或同一條流管上。第二章第頁31目前三十一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.1.7連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用用文邱利管測流量2A1,v1,P1A2,v2,P21文邱利管測流量第二章第頁32目前三十二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)空速管測飛行速度的原理第二章第頁33目前三十三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)與動壓、靜壓相關(guān)的儀表空速表高度表升降速度表第二章第頁34目前三十四頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)空速表第二章第頁35目前三十五頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)升降速度表第二章第頁36目前三十六頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)高度表第二章第頁37目前三十七頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機(jī)的低速空氣動力特性2.5增升裝置的增升原理第二章第頁38目前三十八頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.2升力目前三十九頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag升力垂直于飛行速度方向，它將飛機(jī)支托在空中，克服飛機(jī)受到的重力影響，使其自由翱翔。第二章第頁40目前四十頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.2.1升力的產(chǎn)生原理起點(diǎn)終點(diǎn)相同的時(shí)間，相同的起點(diǎn)和終點(diǎn)，小狗的速度和人的速度哪一個(gè)更快？第二章第頁41目前四十一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)升力的產(chǎn)生原理前方來流被機(jī)翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表面流過。由連續(xù)性定理或小狗與人速度對比分析可知，流過機(jī)翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。第二章第頁42目前四十二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)P1v1P2v2升力的產(chǎn)生原理第二章第頁43目前四十三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠(yuǎn)前方）相對氣流方向的分量，就是升力。機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，稱為壓力中心(CenterofPressure)升力的產(chǎn)生原理第二章第頁44目前四十四頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.2.2翼型的壓力分布當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓，稱為吸力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓，稱為壓力。用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向?yàn)榱Φ姆较?。矢量表示法第二章第?5目前四十五頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn)

B點(diǎn)，稱為最低壓力點(diǎn)，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)。

A點(diǎn)，稱為駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。第二章第頁46目前四十六頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)坐標(biāo)表示法從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。第二章第頁47目前四十七頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.2.3升力公式—飛機(jī)的升力系數(shù)—飛機(jī)的飛行動壓—機(jī)翼的面積。第二章第頁48目前四十八頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)升力公式的物理意義飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來流動壓和機(jī)翼面積成正比。升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對飛機(jī)升力的影響。

第二章第頁49目前四十九頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4增升裝置的增升原理第二章第頁50目前五十頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.3阻力目前五十一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)阻力是與飛機(jī)運(yùn)動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機(jī)的飛行，但沒有阻力飛機(jī)又無法穩(wěn)定飛行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag第二章第頁52目前五十二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)阻力的分類對于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性第二章第頁53目前五十三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.3.1低速附面層附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度的很薄的空氣流動層。速度不受干擾的主流附面層邊界物體表面附面層的形成第二章第頁54目前五十四頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)附面層厚度較薄第二章第頁55目前五十五頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)無粘流動沿物面法線方向速度一致粘性流動沿物面法線方向速度不一致“附面層”無粘流動和粘性流動附面層的形成是受到粘性的影響。第二章第頁56目前五十六頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)附面層的特點(diǎn)附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于法線主流壓強(qiáng)。P1P2只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點(diǎn)的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實(shí)意義。第二章第頁57目前五十七頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l第二章第頁58目前五十八頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l第二章第頁59目前五十九頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)附面層的特點(diǎn)三附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。轉(zhuǎn)捩點(diǎn)層流附面層紊流附面層第二章第頁60目前六十頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)層流的不穩(wěn)定性123abc第二章第頁61目前六十一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)層流附面層和紊流附面層的速度型第二章第頁62目前六十二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.3.2阻力的產(chǎn)生摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性第二章第頁63目前六十三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)摩擦阻力由于緊貼飛機(jī)表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機(jī)必然受到空氣的反作用。這個(gè)反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。第二章第頁64目前六十四頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機(jī)的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機(jī)表面越粗糙，摩擦阻力越大。摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關(guān)，此外還取決于空氣與飛機(jī)的接觸面積和飛機(jī)的表面狀況。第二章第頁65目前六十五頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)摩擦阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機(jī)25-30%大型運(yùn)輸機(jī)40%小型公務(wù)機(jī)50%水下物體70%船舶90%第二章第頁66目前六十六頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)壓差阻力壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。第二章第頁67目前六十七頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)順壓梯度與逆壓梯度順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上表面前段。逆壓：B到C，沿流向壓力逐漸增加，如機(jī)翼上表面后段。ABC第二章第頁68目前六十八頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)附面層分離在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。分離點(diǎn)第二章第頁69目前六十九頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)分離區(qū)的特點(diǎn)一分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個(gè)個(gè)單獨(dú)產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機(jī)翼的振動。第二章第頁70目前七十頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)分離區(qū)的特點(diǎn)二分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點(diǎn)處的壓強(qiáng)。P分離點(diǎn)P1P2P3P4P分離點(diǎn)=P1=P2=P3=P4第二章第頁71目前七十一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)分離區(qū)的特點(diǎn)三附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體表面彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度。ABC第二章第頁72目前七十二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)分離點(diǎn)與最小壓力點(diǎn)的位置ABC最小壓力點(diǎn)分離點(diǎn)第二章第頁73目前七十三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)分離點(diǎn)與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的區(qū)別層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。第二章第頁74目前七十四頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)壓差阻力的產(chǎn)生氣流流過機(jī)翼后，在機(jī)翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)降低；而在機(jī)翼前緣部分，氣流受阻壓強(qiáng)增大，這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機(jī)翼產(chǎn)生壓差阻力。第二章第頁75目前七十五頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)分離點(diǎn)位置與壓差阻力大小的關(guān)系分離點(diǎn)靠前，壓差阻力大。分離點(diǎn)靠后，壓差阻力小。ABCC’第二章第頁76目前七十六頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)影響壓差阻力的因素總的來說，飛機(jī)壓差阻力與迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風(fēng)面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。壓差阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中所占比例較小。第二章第頁77目前七十七頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)干擾阻力飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨(dú)阻力之和小于把它們組合成一個(gè)整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。第二章第頁78目前七十八頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)干擾阻力的消除干擾阻力在飛機(jī)總阻力中所占比例較小。飛機(jī)各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。第二章第頁79目前七十九頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)誘導(dǎo)阻力由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。第二章第頁80目前八十頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)翼尖渦的形成正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面。這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向）第二章第頁81目前八十一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。翼尖渦的形成第二章第頁82目前八十二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)翼尖渦的形成由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。第二章第頁83目前八十三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)翼尖渦形成的進(jìn)一步分析注意旋轉(zhuǎn)方向第二章第頁84目前八十四頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)翼尖渦的立體形態(tài)第二章第頁85目前八十五頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)翼尖渦的形態(tài)第二章第頁86目前八十六頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)下洗流（DownWash）和下洗角由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘導(dǎo)速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍。第二章第頁87目前八十七頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)下洗角下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角ε。第二章第頁88目前八十八頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)下洗速度沿翼展分布不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。第二章第頁89目前八十九頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生有限展長機(jī)翼與無限展長機(jī)翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場，導(dǎo)致前者的總空氣動力較后者更加后斜，即前者總空氣動力沿飛行速度方向（即遠(yuǎn)前方相對氣流方向）的分量較后者更大。這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。LL’D第二章第頁90目前九十頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)影響誘導(dǎo)阻力的因素機(jī)翼平面形狀：橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小升力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第二章第頁91目前九十一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)低展弦比使翼尖渦變強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力增加。高展弦比使翼尖渦減弱，誘導(dǎo)阻力變小。展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響第二章第頁92目前九十二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響機(jī)翼展弦比倒數(shù)誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百分比升力系數(shù)不變第二章第頁93目前九十三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)高展弦比飛機(jī)第二章第頁94目前九十四頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)空速大小對誘導(dǎo)阻力大小的影響阻力誘導(dǎo)阻力空速空速小，下洗角大，誘導(dǎo)阻力大空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小第二章第頁95目前九十五頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)翼梢小翼第二章第頁96目前九十六頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第二章第頁97目前九十七頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。第二章第頁98目前九十八頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)翼梢小翼可以減小總阻力第二章第頁99目前九十九頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)阻力公式—飛機(jī)的阻力系數(shù)—飛機(jī)的飛行動壓—機(jī)翼的面積。第二章第頁100目前一百頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)回顧阻力組成摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)第二章第頁101目前一百零一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)阻力相關(guān)資料典型飛機(jī)阻力構(gòu)成阻力名稱亞音速運(yùn)輸機(jī)超音速戰(zhàn)斗機(jī)單旋翼直升機(jī)摩擦阻力45%23%25%誘導(dǎo)阻力40%29%25%干擾阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%第二章第頁102目前一百零二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)總空氣動力升力和阻力之和稱為總空氣動力。第二章第頁103目前一百零三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4增升裝置的增升原理第二章第頁104目前一百零四頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)2.5增升裝置的增升原理目前一百零五頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)迎角與速度的關(guān)系速度迎角飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時(shí)，只要求較小迎角，機(jī)翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度飛行時(shí)，則要求較大的迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。第二章第頁106目前一百零六頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)為什么要使用增升裝置用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機(jī)的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。增升裝置用于增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離。第二章第頁107目前一百零七頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼第二章第頁108目前一百零八頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)前緣縫翼前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，可以延緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下打開前緣縫翼，會導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。第二章第頁109目前一百零九頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)前緣縫翼下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。第二章第頁110目前一百一十頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)前緣縫翼對壓強(qiáng)分布的影響較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。第二章第頁111目前一百一十一頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)后緣襟翼分裂襟翼（TheSplitFlap）簡單襟翼（ThePlainFlap）開縫襟翼（TheSlottedFlap）后退襟翼（TheFowlerFlap）后退開縫襟翼（TheSlottedFowlerFlap）放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大。因此，在起飛時(shí)放小角度襟翼，著陸時(shí)，放大角度襟翼。第二章第頁112目前一百一十二頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)分裂襟翼（TheSplitFlap）分裂襟翼是一塊從機(jī)翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。第二章第頁113目前一百一十三頁\總數(shù)一百二十五頁\編于十七點(diǎn)放下分裂襟翼后，在機(jī)翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強(qiáng)降低，吸引上表面氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了升力系數(shù)，延緩了氣流分離。此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力系數(shù)。分裂襟翼（The